【正文】 片組，為了提高此葉片的耐久性與抗腐蝕性，1990年3月起改用了DSR 142材料，用定向凝固方法成形。每個(gè)葉片底座均帶安裝邊，靠螺栓與內(nèi)支承環(huán)相連，上蓋支承于外支承環(huán)中，但未采用連接件，以允許工作時(shí)葉片能向外自由膨脹，內(nèi)外支承環(huán)均用鎳基合金制成，例如，外支承環(huán)可用3種材料：Waspaloy，Incol 71Rene 41。 高壓渦輪轉(zhuǎn)子(見圖36)由輪盤、前封嚴(yán)盤、前大鼓軸、后軸等組成，輪盤帶前、后安裝凸邊，用以與前封嚴(yán)盤，前大鼓軸，后軸相連，前大鼓軸內(nèi)裝有減振襯套，后軸與輪盤連接處的封嚴(yán)環(huán)內(nèi)也裝有減振襯套，用Rene 125鎳基合金做的工作葉片內(nèi)腔做成多通道冷卻流道，冷卻空氣是由葉根底部的孔引入，用螺栓將葉片的前后擋板固定在輪盤上，冷卻葉片的空氣由前擋板與輪緣間的槽道中進(jìn)入榫槽底部的空腔中，然后流入葉片冷卻流道。用短螺栓將葉片前后擋板固定到輪盤的設(shè)計(jì)，是GE公司采用得較多的一種設(shè)計(jì)，在各型CF6發(fā)動機(jī)中均采用了CFM563發(fā)動機(jī) 第26篇這一結(jié)構(gòu)。由于這種設(shè)計(jì)在輪緣須開許多通過螺栓的小孔，使盤緣的應(yīng)力集中大，承力面積減步，大大削弱了輪盤的強(qiáng)度；另外，兩端外伸的螺栓頭與螺帽，在高速旋轉(zhuǎn)中還會產(chǎn)生煽風(fēng)效應(yīng)，使局部空氣溫度升高，對輪盤的工作不利，因此，在5型中以及在GE90中，均不采用這種結(jié)構(gòu)了。由于工作葉片冷卻結(jié)構(gòu)愈來愈復(fù)雜，不僅有多冷卻通孔，而且前緣處有許多小的氣膜冷卻孔，后緣有很窄的出氣縫，如果由壓氣機(jī)引來的冷卻空氣中，含有細(xì)小砂石，則會造成冷卻孔的堵塞，冷卻空氣流動受阻，造成葉片超溫甚至燒毀。在T700發(fā)動機(jī)中，就曾因黑鷹直升機(jī)在多砂地區(qū)工作，細(xì)小砂石隨冷卻氣流流入葉片的冷卻腔道而使葉片過燒的故障。為了盡量避免細(xì)小砂石進(jìn)入葉片內(nèi)腔，CFM563中采用了兩個(gè)措施，見圖37，即靜止的砂石分離器與離心甩出砂石，在燃燒室內(nèi)機(jī)匣后端引出對渦輪葉CFM56系列發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與研制特點(diǎn)片進(jìn)行冷卻的壓氣機(jī)出口空氣的孔處，裝有一折流板，讓空氣折流轉(zhuǎn)彎后才流人預(yù)旋噴嘴，當(dāng)空氣折流轉(zhuǎn)彎時(shí)，細(xì)小砂石在轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生的離心力甩向外側(cè)而不會隨氣流流向預(yù)旋噴嘴。另外，當(dāng)冷卻空氣由預(yù)旋噴嘴噴出穿過封嚴(yán)盤的進(jìn)氣孔時(shí)，在封嚴(yán)盤的高速旋轉(zhuǎn)下，使細(xì)小砂石甩向外端而不會流向葉片前擋板與輪緣間的縫隙，進(jìn)一步將空氣凈化。 渦輪工作葉片原采用定向凝固的DSR 80H合金鑄成，1986年6月改用Rene 125合金鑄成。表面采用一種C0DEP特種涂層，但在使用中，特別在有腐蝕性的環(huán)境下工作時(shí)(近海地區(qū))，葉片仍會出現(xiàn)銹蝕現(xiàn)象，并造成在第一次翻修時(shí)，葉片的報(bào)廢率較高。為此，從1994年6月起。涂層改用了鋁化鉑(Platinwm Aluminide)涂層。這種新的涂層在試驗(yàn)室試驗(yàn)條件下，它的抗氧化能力、。高壓渦輪后軸(見圖38)外圈篦齒環(huán)與第二圈篦齒環(huán)間過渡段處，曾發(fā)生一起斷裂故障引起發(fā)動機(jī)空中停車，事件發(fā)生于1995年1月8日，當(dāng)飛機(jī)由美國達(dá)拉斯機(jī)場起飛爬升時(shí)，后軸封嚴(yán)環(huán)闖過渡段斷裂(360176。)，甩出的碎塊打壞高壓渦輪轉(zhuǎn)子與低壓渦輪，發(fā)動機(jī)隨即停車，飛機(jī)用單發(fā)返航，該發(fā)動機(jī)是1990年lO月裝上飛機(jī)的，已使用13854EFH/14305循環(huán)，一直裝在飛機(jī)上未拆下過。出事前，發(fā)動機(jī)工作參數(shù)一切正常，無任何異常變化，分解后進(jìn)行外形、尺寸、金相等檢查，表明材質(zhì)、機(jī)械加工、熱處理等均無問題。以前發(fā)動機(jī)翻修中，也未發(fā)現(xiàn)該軸出現(xiàn)過類似的故障，對斷口金相檢查，發(fā)現(xiàn)有低周疲勞裂紋，裂紋源位于轉(zhuǎn)折處的后端圓角處，前端有多個(gè)疲勞裂紋，到1995年4月，尚未得出故障分析的最后結(jié)果，是否是由于封嚴(yán)蓖齒部分工作不正常造成的這次故障，還未找到根據(jù)。 無獨(dú)有偶，與CFM56結(jié)構(gòu)相近的F110發(fā)動機(jī)，自1994年7月到1994年10月間，由于高壓渦輪后軸封嚴(yán)篦齒環(huán)處斷裂造成4架F16戰(zhàn)斗機(jī)失事(埃及和以色列各兩架)，往前追溯，發(fā)現(xiàn)1988年一架裝F101的B1轟炸機(jī)以及后來兩架裝F110GE400的F14戰(zhàn)斗機(jī)等4架飛機(jī)的失事均是由于該后軸封嚴(yán)篦齒斷裂引起的(共8架飛機(jī))。 在1988年發(fā)生B1轟炸機(jī)由發(fā)動機(jī)引起的事故后，經(jīng)過分析，認(rèn)為是封嚴(yán)篦齒與固定在低壓渦輪盤前伸環(huán)上的蜂窩外環(huán)間(見圖39)問障過小，在工作中出現(xiàn)過大摩擦，引起熱不穩(wěn)定性和過大的應(yīng)力引起的，因而采取加大封嚴(yán)間障。從1988年起曾兩次加大間障，與F1O1發(fā)動機(jī)相類似的F110GE100、F110GE400和F118等發(fā)動機(jī)也做了相應(yīng)的改動。 1994年9月中旬，在美國國外使用的F110發(fā)動機(jī)檢修時(shí)，在一臺發(fā)動機(jī)中發(fā)現(xiàn)篦齒上有一條裂紋，正當(dāng)此臺發(fā)動機(jī)運(yùn)往GE公司進(jìn)行檢測過程中，又發(fā)生兩起F16失事，為此美國空軍決定對飛行時(shí)數(shù)低于250 EFH的F1OF1F118發(fā)動機(jī)采取預(yù)防性停飛措施，美國國內(nèi)、國外大約有500臺發(fā)動機(jī)直接或間接地受到停飛處理。在此后的GE公司與美國空軍的試驗(yàn)研究得出的結(jié)論是，篦齒間隙大是引起篦齒裂紋的原因，而原來采用的鋼絲型阻尼器又未能抑制裂紋的擴(kuò)展，最終導(dǎo)致齒環(huán)斷裂。為此，決定換裝新的高壓渦輪后軸，并用套筒阻尼器取代原來的鋼絲型阻尼器，安裝新的蜂窩外環(huán)以減小封嚴(yán)間隙，使間隙恢復(fù)到1989年初以前的水平，所有F110發(fā)動機(jī)復(fù)飛改裝工作到1995年7月完成。CFM563的高壓渦輪后軸封嚴(yán)篦齒環(huán)處的故障原因是否與F110的故障原因類似，當(dāng)時(shí)尚未得出結(jié)論，但該處的結(jié)構(gòu)與工作條件，以及出現(xiàn)的裂紋在兩發(fā)動機(jī)中十分相近，因此，需對CFM563高壓渦輪后軸的故障分析工作進(jìn)行跟蹤，了解GE公司的最后結(jié)論。高壓渦輪前軸為提高低循環(huán)疲勞壽命，于1987年2月做了修改，其主要改變(見圖40)是將前后安裝邊加厚，～ ～～,～,另外，前安裝邊到軸的過渡段的外形也做了一些修改，參見圖40A視所示。為了提高高壓渦輪盤的循環(huán)疲勞壽命，1988年11月對該盤做了修改，參見圖41。改動主要有兩方面，一是盤緣到幅板的過渡段最小截面處加厚(如圖41所示)，二是前安裝邊(與前封氣盤連接用)的螺栓孔由圓孔( mm)改為特形孔。圍繞渦輪工作葉片外有一圈扇形段的外罩環(huán)(見圖35中③)，其前端的掛鉤掛在用螺栓固定于外罩環(huán)與低壓禍輪1級導(dǎo)葉支承機(jī)匣(簡稱支承機(jī)匣)1的固定環(huán)中，后端的掛鉤用U形卡(見圖35中④)夾持于支承機(jī)匣1的環(huán)形凸邊上。每塊扇形段的外罩環(huán)上由外向內(nèi)開了6個(gè)孔，以通過冷卻空氣，外罩環(huán)內(nèi)表面上涂有一層易磨涂層，以允許葉尖在外罩環(huán)上有局部摩擦，并對外罩環(huán)起到防止高溫燃?xì)飧g的作用，由高壓壓氣機(jī)第第9級引來的空氣流入燃燒室機(jī)匣與支承機(jī)匣間的空腔后，再流入裝在支承機(jī)匣內(nèi)的長方形剖面的冷卻空氣總管，沿圓周均勻地流向各扇形段外罩環(huán)，利用這一套設(shè)施對高壓渦輪的葉尖間隙進(jìn)行主動控制，燃燒室機(jī)匣一直向后延伸到第1級低壓渦輪轉(zhuǎn)子前端。 支承機(jī)匣(見圖42)不僅支承、固定扇形段外罩環(huán)，低壓渦輪第1級導(dǎo)葉也是支承于其上的，因此，低壓渦輪第1級導(dǎo)葉及其內(nèi)固定的兩層封嚴(yán)環(huán)均歸屬于核心機(jī)大單元體內(nèi)。支承機(jī)匣中間段原采用Incol 903或Incol 907(其前段、后段用Incol 718做成三段再焊為一體)在使用中曾在支承U形卡處(見圖42中的A處)出現(xiàn)過多處相互連接成整環(huán)的裂紋，造成扇形段外罩環(huán)后端掉到燃?xì)饬髀分?，磨掉工作葉片葉尖后緣，使排氣溫度上升，如果繼續(xù)工作會使外罩環(huán)燒毀。另外，支承機(jī)匣中間安裝邊于1988年2月在A(見圖42)所指的通氣孔處加了定位焊點(diǎn)，后來發(fā)現(xiàn)在定位焊點(diǎn)處出現(xiàn)一些環(huán)形裂紋并向受熱區(qū)擴(kuò)展到B(見圖42)點(diǎn)，同時(shí)還找到了與之相連的徑向裂紋，其原因是由于焊接時(shí)的殘余應(yīng)力引起的。曾經(jīng)檢查過中段用Incol 90907的57臺cFM563發(fā)動機(jī)，20％未發(fā)現(xiàn)裂紋，,還發(fā)現(xiàn)了與之相連的徑向裂紋。為此，于1991年3月取消了定位焊。最后于1993年將中間段的材料由Incol 90907改為Incol909(見圖43)，這樣，不僅解決此一問題，同時(shí)也解決了圖42中的A處裂紋問題。夾持扇形段外罩環(huán)后端的u形卡(見圖35中④)用waspalloy合金做成，在工作中出現(xiàn)過環(huán)形裂紋，并造成u形卡及外罩環(huán)甩出引起兩起空中停車事件。裂紋產(chǎn)生的原因，可能是由于u形卡是用緊度配合的，在裝配時(shí)就出現(xiàn)初始裂紋，另外也可能是在冷成形時(shí)產(chǎn)生的(修理時(shí)用的工藝方法)。為此，除加強(qiáng)檢查外，耐修理的冷成形工藝做了一些規(guī)定，例如冷成形后需用熒光滲透性檢驗(yàn)，要復(fù)核開口尺寸等，并改用Rene4l材料，從1995年1月，修理中不再使用冷成形而改用熱成形。 CFM563發(fā)動機(jī)低壓渦輪為4級，其中第1級導(dǎo)向器作為核心機(jī)大單元體的一部分，4級轉(zhuǎn)子，2～4級導(dǎo)向器及渦輪后軸承機(jī)匣組成低壓渦輪大單元體。 1級導(dǎo)向器有28組導(dǎo)向葉片組，每組3個(gè)葉片，葉片做成空心的，引入高壓壓氣機(jī)第5級空氣流過進(jìn)行冷卻，冷卻后的空氣再冷卻高壓渦輪輪盤后端面與低壓渦輪盤前端面。導(dǎo)向葉片用掛鉤式連接方式,其前后端均用掛鉤卡在支承機(jī)匣(見圖42)中，葉片內(nèi)緣連接有封嚴(yán)用的支承環(huán)，其上固定有兩圈蜂窩結(jié)構(gòu)的封嚴(yán)環(huán),導(dǎo)向葉片用Rene’77合金鑄成。 2～4級導(dǎo)向器葉片也用Rene’77合金鑄成，均用掛鉤式連接方式裝入低壓渦輪機(jī)匣(見圖44)，三排導(dǎo)向器葉片固定與隔熱方式以及轉(zhuǎn)子葉片外罩環(huán)的結(jié)構(gòu)基本相同，只是分的扇形段數(shù)目不同。 低壓渦輪機(jī)匣用lncol718做成整體的錐形結(jié)構(gòu)，內(nèi)壁上開有若干道槽溝以固定導(dǎo)向葉片。鈦合金做的1～3級工作葉片用軸向燕尾榫頭裝在相應(yīng)級中的輪盤軸向榫槽中，而鎳基合金做的4～9級工作葉片則分別裝在各級輪盤的環(huán)形燕尾槽中，所有的工作葉片均可在不分解轉(zhuǎn)子的情況下拆換，4級盤與5～9級轉(zhuǎn)子均用低壓(增壓)壓氣機(jī)后的空氣通過前軸上的幾個(gè)孔引入轉(zhuǎn)子內(nèi)腔中，進(jìn)行內(nèi)部冷卻，圖30示出了轉(zhuǎn)子內(nèi)部冷卻空氣流動情況。第1級工作葉片上，作有增加剛性的肋條，用以防止流入核心機(jī)的外物打壞第1級工作葉片，除此之外，進(jìn)口導(dǎo)流葉片不僅做成彎刀形式，還與工作葉片前緣間留有較大縫隙，以避免外來物(鳥等)卡在靜葉與工作葉片間弄壞工作葉片。各級工作葉片數(shù)為：38，53，60，68，75，82，82，80，76。寧可累死在路上，也不能閑死在家里！寧可去碰壁，也不能面壁。是狼就要練好牙，是羊就要練好腿。什么是奮斗？奮斗就是每天很難，可一年一年卻越來越容易。不奮斗就是每天都很容易，可一年一年越來越難。能干的人，不在情緒上計(jì)較，只在做事上認(rèn)真；無能的人！不在做事上認(rèn)真，只在情緒上計(jì)較。拼一個(gè)春夏秋冬！贏一個(gè)無悔人生！早安！—————獻(xiàn)給所有努力的人. 學(xué)習(xí)好幫手